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광섬유 센서를 사용한 항공기용 하중 모니터링 시스템 개발과 지상시험 적용
박찬익(Chan Yik Park),하재석(Jae Seok Ha),김상용(Sang Yong Kim) 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.8
본 논문에서는 군용 항공기를 위한 새로운 하중 모니터링 시스템에 대하여 소개하였다. 이 시스템은 항공기에 장착되는 센서와 탑재장비 및 지상에서 운용되는 지상분석장비로 구성된다. 이 시스템을 이용하여 항공기에 작용하는 구조정적하중을 비행파라미터로 추정할 수 있을 뿐 아니라, 정적하중, 동적하중 및 예상치 못한 이벤트에 의한 구조물의 응답을 센서로 측정할 수 있다. 특히 다점 측정이 가능한 광섬유 센서를 사용하였다. 탑재장비는 관련 군사규격서의 요구도를 만족하도록 설계되었으며, 일련의 환경시험으로 입증하였다. 본 시스템은 비행시험에 앞서 지상구조시험에 사용되고 평가되었으며, 향후 비행시험평가를 통하여 군용 항공기의 구조하중 모니터링 시스템으로 사용될 예정이다. In this paper, a new load monitoring system for military aircraft is introduced. This system consists of sensors, an onboard device and an ground analysis equipment. The sensors and onboard device are mounted on the aircraft and the ground analysis equipment is operated on the ground. Through this system, structural static load can be estimated with flight parameters and structural responses can be measured by sensors due to static load, dynamic load and unexpected events. Especially, optical fiber sensors with mutiplexing capability are utilized. The onboard device was specially designed for complying the requirements of relevant military specifications and was verified through a series of the environment tests. This system was used and evaluated through ground structural tests before flight tests. In the near future, this system will be applied to military aircraft as a structural load monitoring system after flight test evaluation.
박찬익(Chan Yik Park),이명건(Myung-Keon Lee),김상용(Sang-Yong Kim),장세용(Se-Yong Jang) 한국항공우주학회 2022 韓國航空宇宙學會誌 Vol.50 No.5
본 논문에서는 14개의 다른 적층을 갖는 CFRP 적층판의 강도를 비선형 수치해석으로 계산하고 시험 결과와 비교하였다. 복합재 적층판 쿠폰은 일방향 테이프로 만들어진 프리프레그를 오토클레이브에서 경화하여 제작하였다. 라미나 시험으로 획득한 메트릭스의 비선형 특성을 해석에 고려하였다. Hashin 파손조건과 점진적 손상모델을 사용하여 비선형 유한요소 해석을 수행하였다. 비교 결과 본 논문의 접근 방법이 다양한 적층을 갖고, 손상이 없는 CFRP 적층판의 인장강도를 예측할 수 있음을 보여주었다. 그러나 구멍이 있는 적층판 시편의 강도 예측에는 부적합하였다. This paper presents nonlinear numerical analysis results which were compared with the tested tensile strengths of CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastic) laminates with 14 different stacking sequences. The composite laminate coupons were cured under an autoclave pressure using resin-impregnated unidirectional tapes. The nonlinearity of the matrix was considered for the analysis, which was obtained from lamina tests. The Hashin failure criteria and progressive failure analysis were used for the nonlinear finite element analysis. The comparison results show that the current approach is acceptable to predict the tensile strengths of the CFRP laminate coupons with various stacking sequences and no damage. However, it is not acceptable to predict the tensile strengths of the laminate specimens with a center hole.
충격응답함수와 조정법을 이용한 항공기 날개의 충격하중 복원 연구
박찬익(Chan Yik Park) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.8
충격응답함수와 조정법 (regularization methods)을 이용하여 항공기 날개의 충격하중 복원 가능성을 검토하였다. 충격하중에 대한 구조의 응답을 내타낼 수 있는 충격응답함수를 날개 유한요소모델의 강성과 질량 자료로 유도하였다. 일반적으로 부적합(ill-posed) 특성을 지닌 충격응답함수의 역행렬은 반복 Tikhonov 조종법(Iterative Tikhonov Regularization Method)과 일반화 특이치 분해법(Generalized Singular Value Decomposition Method)을 사용하여 구하였다. 수치적 입증을 위하여 전투기급 주익을 사용하였다. 해당 주익의 유한요소해석을 통하여 임의의 충격하중에 대한 변위와 변형률을 계산하였으며, 이를 충격응답함수로 계산한 결과와 비교하였다. 또한, 유한요소해석에서 계산된 변형률을 사용하여 충격하중을 복원하였다. 수치적 입증 결과 항공기 구조의 충격하중 모니터링이 본 방법으로 가능할 수 있음을 보여주었다. The capability for reconstructing impact forces of an aircraft wing using impact response functions and regularization methods were examined. The impact response function which expresses the relation between the structure response and the impact force was derived using the information on mass and stiffness data of a finite element model for the wing. Iterative Tikhonov regularization method and generalized singular value decomposition method were used to inverse the impact response function that was generally ill-posed. For the numerical verification, a fighter aircraft wing was used. Strain and deflection histories obtained from finite element analysis were compared with the results calculated using impact response functions. And the impact forces were reconstructed with the strain histories obtained from finite element analysis. The numerical verification results showed that this method can be used to monitor impact forces on aircraft structures.
저속충격에 의한 층간분리 손상이 있는 복합재 보강판의 압축잔류하중 시험 및 해석
박찬익(Chan Yik Park),엄소현(Sohyeon Eom),주영식(Young Sik Joo),김민성(Min Sung Kim),서보휘(Bohwi Seo) 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.7
손상이 있는 복합재 날개 스킨 구조의 잔류강도 예측 기법 연구의 일환으로 저속 충격 손상이 있는 복합재 보강판의 잔류강도 시험 및 해석을 수행하였다. 복합재 보강판은 CFRP 일방향 프리크레그로 제작된 평판과 CFRP 직조 프리프레그로 제작된 보강재를 본딩하여 제작하였다. 저속충격시험 후 선형 초음파 전파 영상화 장비를 사용하여 층간분리 크기를 측정하였다. 압축잔류강도 시험은 시험 중 시편에 압축하중만을 부가하도록 특별히 고안된 치구를 활용하여 수행하였다. 측정된 층간분리 크기를 고려한 2개의 비선형 유한요소모델을 사용하여 압축잔류하중을 추정하였다. 압축잔류하중을 추정한 해석 결과는 시험 결과와 잘 일치하였다. As part of a study on residual strength prediction for composite wing skin structures with damage, residual strength testing and analysis of composite stiffened panels with low-velocity impact damage was performed. The stiffened panels were fabricated by bonding a flat made of CFRP unidirectional tapes and two stiffeners made of CFRP woven tapes. After the low-velocity impact tests, the interlaminar damage size were measured using the pulse-echo ultrasonic propagation imaging equipment. Residual strength tests were conducted using a specially designed fixture that applied only compressive loading to the specimens during the testing. Te compressive residual load was estimated using two finite element models that took into account the measured delamination sizes. The estimated results were in good agreement with the test results.